叶尖间隙对转子叶片颤振特性的影响

第39卷,总第230期2021年11月,第6期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGYVol.39,Sum.No.230Nov.2021,No.6　1000MW机组叶片冲蚀补焊引发低压转子振动问题的分析及处理李明成1,姜连轶2(1.大唐东营发电有限公司,山东　东营　257200;2.大唐东北电力试验研究院有限公司,吉林　长春　130051)摘　要:大容量火电机组在调峰过程中,时常由于动、静间隙消失引起振动故障,同时低负荷运行会引起叶片加重的冲蚀现象。

然而现有处理方案往往采用补焊工艺,容易出现质量分布不均的问题。

对此,本文针对补焊工艺后低压转子在一阶临界转速及定转速时分别出现的振动问题,进行了原因分析,分别对低压Ⅰ、Ⅱ转子进行重新配重。

通过在不同工况下的测试结果表明,机组振动明显改善。

本文为大容量机组深度调峰可能出现的低压转子振动问题的准确诊断及快速治理提供了参考经验。

关键词:汽轮发电机组;低压转子;叶片补焊;动平衡中图分类号:TM621 文献标识码:A 文章编号:1002-6339(2021)06-0524-03Analysis and Treatment of Low-pressure Rotor Vibration Failure Caused by Blade Erosion Repair Welding of1000MW UnitLI Ming-cheng1,JIANG Lian-yi2(1.Datang Dongying Power Generation Co.,Ltd.,Dongying257200,China;2.Datang Northeast Electric Power Test&Research Institute,Changchun130051,China)Abstract:In the process of peak shaving of large-capacity thermal power units,blade failures are often caused by the disappearance of the dynamic and static gaps.At the same time,low-load operation will increase blade erosion.However,existing treatment schemes often use repair welding processes,which are prone to uneven quality distribution.In this regard,this article focuses on the vibration problems of the low-pressure rotor at the first-order critical speed and the fixed speed after the repair welding process.After a dynamic balance analysis,the low-pressureⅠandⅡrevolutions are re-weighted. The test results under different working conditions show that the vibration phenomenon of the unit has been significantly improved.This article provides a reference experience for the accurate diagnosis and rapid management of low-pressure rotor vibration problems that may occur in deep peak shaving of large-capacity units.Key words:turbine generator set;low-pressure rotor;repair welding;dynamic balance收稿日期　2021-01-20 修订稿日期　2021-02-11作者简介:李明成(1970~),男,本科,高级工程师,研究方向为电力系统控制。

第25卷第3期2010年3月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.25No.3Mar.2010文章编号:100028055(2010)0320565206叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响殷明霞,冀国锋,桂幸民(北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191)摘 要:为研究微小型离心压气机在不同叶尖间隙下的性能变化,对某高速跨声离心压气机进行了带间隙的三维黏性流场数值模拟,详细分析了在不同的间隙情况下压气机内部流场特征和性能变化趋势.结果表明,随着叶尖间隙增大,叶轮流道内泄漏流动的强度明显增强,导致叶轮的增压能力下降,效率降低,以至于压气机整级压比、效率和流量都有所下降,压气机的稳定裕度也受到了明显的影响.关　键　词:离心压气机;叶尖间隙流动;稳定裕度;数值模拟中图分类号:V23113 文献标识码:A收稿日期:2009202217;修订日期:2009205204作者简介:殷明霞(1974-),女,山东五莲人,博士生,主要从事叶轮机方面的研究.Influence of tip clearance flow on performance ofone micro centrif ugal compressorYIN Ming 2xia ,J I Guo 2feng ,GU I Xing 2min(School of J et Prop ulsion ,Beijing U niversity of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100191,China )Abstract :In order to research t he effect s of different clearance widt hs of small cent rif u 2gal compressor ,a high speed cent rif ugal compressor was investigated by numerical simula 2tion.The result s show t hat ,t he leakage flow is st rengt hened wit h t he increase of gap widt h ,leading to decrease of impeller ’pressurizatio n capacity and efficiency.Thereafter ,t he stage pressure ratio ,efficiency and flow rate decrease correspondingly ,and t he stable margin of compressor is affected significantly.K ey w ords :cent rif ugal comp ressor ;tip clearance flow ;stable margin ;numerical simulation 随着离心压气机在微小型动力装置上的广泛应用,对于离心压气机的研究工作也逐渐深入.由于开式、半开式离心压气机具有较高叶尖切线速度、较好的强度性能,以及较强的做功能力,于是被较多采用.但是,叶尖间隙的存在,间隙泄漏流动对离心叶轮内部的流动结构、能量输运与掺混,做功能力,以及稳定工作裕度都有着重要的影响[1].这些影响,在高速、跨声的微小型压气机中,表现的更为突出.在更高效率和更宽工作裕度的应用需求下,对叶尖间隙流动的深入研究就更加重要了.国内外的研究人员对压气机叶尖间隙复杂流动进行了较多的研究工作[227],对于半开式离心叶轮内的流动现象,也积累宝贵的实验研究成果[829],对于微小型离心压气机,结构尺寸的缩小,叶尖间隙流动的复杂性,增加了实验研究的难度和局限性,在计算流体动力学和计算机仿真技术的不断发展和成熟的现阶段,数值模拟已经成为研究叶轮机械内部复杂流动的主要手段和有效的工具,被越来越多的工程设计人员所认识并接受.本文以一个应用在微小型涡轮发动机上的高速离心压气机级为研究对象,采用数值模拟方法,考察叶尖间隙泄漏流动对主流区的流场结构以及压气机性能的影响,进一步加深对跨声离心压气机内部流动结构以及间隙效应的认识.航　空　动　力　学　报第25卷1　研究对象及数值方法本文研究的高速微小型离心压气机,由离心叶轮、径向扩压器和轴向扩压器组成,其中离心叶轮(IM )带分流叶片为7+7片,径向扩压器(DR )叶片为15片,轴向扩压器(DA )叶片为30片.离心叶轮的基本参数是:叶轮转速为108000r/min ,进口直径为63mm ,出口直径为8714mm ,叶轮出口宽度为615mm.使用IGG/Auto Grid 网格生成器生成计算网格,通道内均采用H 型网格,叶轮的网格数目为41×(25+25)×161(径向×周向×轴向),对叶尖间隙的处理采用分块网格方法,间隙部分采用蝶形网格,沿展向设定网格数为9,任何间隙情况均采用相同的网格密度,计算过程中,保持叶轮的几何不变,仅仅改变叶尖间隙的尺寸.另外,径向扩压器网格数目为33×41×133(H 型网格);轴向扩压器网格数目为33×41×129(H 型网格).离心压气机的示意图、计算流道以及计算网格如图1～图4所示.图1　离心压气机示意图Fig 11　Sketch of thecompressor图2　离心压气机计算流道Fig 12　Sketch of the flow path数值模拟使用FIN E TM /TU RBO 软件,求解三维定常雷诺平均的Navier 2Stokes (N 2S )方程,空间离散格式为中心差分格式,湍流模型选择Spalart 2Allmaras 一方程模型,进口给定总温总图3　离心压气机级计算网格Fig 13　Sketch of the computedmesh图4　叶尖间隙蝶形网格示意图Fig 14　Sketch of the gap mesh压、轴向进气,出口给定机匣处的静压,其他径向位置处静压由径向平衡方程得到,固壁边界条件为绝热、无滑移边界条件.所有间隙的数值模拟,都采用了相同的边界条件以及相同的转速.2　数值模拟结果及分析211　叶尖均匀间隙计算结果分析设置叶轮进口与出口为均匀间隙,选取间隙值分别为011,012mm 和013mm.通过改变出口背压,模拟压气机的运行状态,得到压气机的工作特性线.图5为不同间隙情况下得到的压气机叶轮的整级特性,图6为对应的压气机整级特性.图中曲线说明的意思是进口间隙值2出口间隙值.由图5可以看出,随着叶轮间隙的增大,叶轮内的增压能力受其影响而降低,总压比随之下降,绝热效率明显降低,导致整级性能下降,同时,压气机的工作裕度也有了一定程度的减小.另外,压气机的流通能力随着间隙的增加也有所减弱,特性线向坐标轴的左下方移动.这充分说明,叶尖间隙泄漏流动,影响了离心叶轮的性能,进而影响到压气机的整级性能.665　第3期殷明霞等:叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响图5　均匀间隙下离心叶轮特性Fig 15　Impeller performances with different clearancewidths图6　均匀间隙下离心压气机特性Fig 16　Compressor stage performances with different clearance widths 表1列出了所有算例在相同出口背压330kPa 的典型工况下,压气机的性能参数.总体变化规律是,当相对间隙由1154%增加至3108%,压气机的总压比下降了115%,级效率下降了0178%;当相对间隙由3108%增加到4162%,总压比下降了0126%,级效率下降了0196%.另外,流量也有不同程度的减小,压气机整级的工作裕度减小了11%.通过参数对比可以充分说明,叶尖间隙对压气机性能的影响作用是很显著的,在结构允许的条件下,尽可能地缩小叶尖间隙也是压气机设计人员的目标.接下来将对这一典型工况下,各个算例的流动特点进行分析.212　不同间隙情况下叶轮内流动分析在图7给出的均匀间隙情况下叶轮子午流面相对马赫数分布图中可以看到,由于叶尖间隙潜流的影响,在叶轮流道里近机匣区存在着一个明显的低马赫数区域,而且随着叶尖间隙的增加,该区域范围明显扩大,大范围的低马赫数区将带来较大的流动损失,并且影响叶轮的做功能力.表1　不同间隙相同背压工况点的压气机性能参数T able 1　Performance parameters under the same outlet pressure with different clearance widths间隙设置/mm 间隙/叶轮出口宽度/%进口流量/(kg/s )级压比级效率011201111540153083152000169350012201231080151323146710168810013201341620149093145800168150图8是三种间隙情况下98%叶高S 1流面的相对马赫数分布.从中可以清晰地观察到,一道斜激波自主叶片吸力面发出,受到间隙泄漏流动的高速冲击干扰,激波结构向下游凹曲,激波弯曲变形.随着叶尖间隙的增加,泄漏流动的强度也随之增强,并削弱了前缘激波的强度,同时激波的位置略有前移.气流通过激波之后在主叶片吸力面与分流叶片压力面之间,形成一个低速区,其主要是激波与泄漏流动相互作用的结果,随着间隙由765航　空　动　力　学　报第25卷011mm增加至013mm ,泄漏流动更加加强,与激波的相互作用也更加强烈,使得该低速区的范围逐渐向远离主叶片吸力面的方向扩展,影响范围明显扩大,而泄漏流与激波的相互干涉则是造成叶尖高损失的主要原因.当气流流动至叶轮近出口位置,流道内充满低速区,造成较大的总压损失,这很可能是间隙泄漏流动与叶轮下游的回流共同造成的[5],而随着间隙的增加,气流分离区域有所扩大,说明气流的分离状况更加严重.图7　不同间隙下叶轮子午面相对马赫数分布对比Fig 17　Relative Mach number distribution of impeller onmeridional plane with different clearance widths在叶轮流道内,沿流动方向定义了A ,B ,C 三个S 3分析截面,每个截面都是取自三维计算网格的网格面,基本与流道内主流方向垂直,其在流道中的几何位置是:A 截面位于分流叶片的前缘,也是主叶片40%弦长位置处;B 截面位于主叶片60%弦长位置处;C 截面位于主叶片90%弦长位置处.图9给出了三种间隙情况下三个截面的相对马赫数等值线分布图.图中各截面的左侧为主叶片的压力面,右侧是主叶片的吸力面,中间是分流叶片.图8　不同间隙下98%叶高S 1流面相对马赫数分布Fig 18　Relative Mach number distribution of impellertip region with different clearance widths865　第3期殷明霞等:叶尖间隙流动对某微小型离心压气机性能的影响由图9可见:A截面,011mm间隙时流场没有明显的分流区,随着间隙增加到012mm和013mm时,主叶片吸力面与分流叶片压力面之间,近机匣位置已经出现了较小的分离区,但是间隙泄漏流动还没有影响到叶轮通道内的主流.B截面,叶尖间隙潜流对流场的作用已经表现出来.泄漏涡主要是由叶片间隙附近吸、压力面以及机匣边界层中的低能流体形成的,在马赫数等值线分布中,将有一个低马赫数区域与之相对应.从图示可以看到,各个间隙情况下,分流叶片吸力面一侧都出现了很明显的泄漏涡,造成很大图9　不同间隙下叶轮各截面相对马赫数分布Fig19　Relative Mach number distribution on differentchord sections of impeller withdifferent clearance widths965航　空　动　力　学　报第25卷的流动损失;而随着间隙的增加,泄漏流动的影响区也有所扩大,已经占据了叶轮流道近1/3的区域.C截面,接近叶轮出口,间隙泄漏流动对主流的影响作用更加增强,表现为在主叶片吸力面一侧和分流叶片吸力面一侧都出现了很明显的泄漏涡,同时泄漏流动沿周向向主叶片的压力面方向移动,形成大面积的高损失区域.随着间隙的增加,泄漏流的强度也随之增强,表现为分流叶片吸力面一侧的分离区域明显扩大,同时泄漏流动影响范围沿径向已经扩展到了叶轮流道一半以上的区域,对主流流动产生了强烈的恶化作用,严重影响了叶轮的做功能力和增压能力.以上流动现象的分析说明,泄漏涡在流动过程中逐渐向远离吸力面的方向移动,泄漏流动的影响范围随着叶尖间隙的增加而扩大.3　结　论为了研究离心压气机叶尖间隙流动的流动特点,本文采用数值模拟的方法,研究了在三种均匀间隙情况下,离心压气机性能的变化,以及叶轮内部间隙流动特点,得到以下结论:1)叶轮流道内泄漏流动的强度与造成的流动损失,与间隙的大小相关,间隙越大,泄漏流动的强度越大,带来的损失也越大,导致叶轮的增压能力下降,绝热效率降低,进而使得压气机整级性能下降,稳定工作裕度变窄;2)随着间隙的增大,泄漏流动的强度增加,激波与泄漏流动相互作用也随之增强,激波更加扭曲变形,并向前缘方向移动;3)叶尖相对间隙由1154%增加至4162%,压气机总压比下降了1176%,级效率下降了1174%,压气机工作裕度缩小了11%,所以,在结构条件允许的情况下,应该尽可能减小叶尖间隙.参考文献:[1]　Dring R P,Johslyn H D,Hardin L.An investigation of axi2al compressor rotor aerodynamics[J].ASME Journal ofEngineering for Power,1982,104(1):84296.[2]　Dring R P,Johslyn H D.An investigation of axial compres2sor rotor aerodynamics[J].ASME Journal of Engineeringfor Power,1982,104(1):84296.[3]　Ibaraki S,Mat suo T,Kuma H,et al.Aerodynamics of atransonic centrifugal compressor impeller[J].ASME Jour2nal of Turbomachinary,2003,125(1):3462351.[4]　敬荣强,李泯江,桂幸民.高负荷跨音压气机叶尖间隙流动的数值分析与比较[J].航空动力学报,2003,18(6):8272831.J IN G Rongqiang,L I Minjiang,GU I Xingmin.Numerical a2nalysis and comparison of t he tip2clearance flow of a high2loading t ransonic compressor[J].Journal of AerospacePower,2003,18(6):82728311(in Chinese)[5]　邓宝洋,桂幸民,袁巍,等.高负荷跨音压气机转子的间隙效应[J].北京航空航天大学学报,2002,28(4):3872390.DEN G Baoyang,GU I Xingmin,YUAN Wei,et al.Experi2mental investigation on high2loading transonic compressorrotor[J].Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics,2002,28(4):38723901(in Chinese)[6]　李晓娟,桂幸民.风扇/增压级带间隙三维粘性流场数值模拟[J].北京航空航天大学学报,2006,32(1):427.L I Xiaojuan,GU I Xingmin.Numerical simulation of t hreedimension viscous flow of fan/compressor wit h tip clear2ance[J].Journal of Beijing University of Aeronautics andAstronautics,2006,32(1):4271(in Chinese)[7]　彭森,杨策.离心压气机叶尖间隙泄漏流动数值研究[J].工程热物理学报,2005,26(6):9352937.PEN G 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航空发动机转子叶尖间隙及同心度变化规律研究张龙;韩鹏卓;刘忠奎;周笑阳【摘要】航空发动机转子叶尖间隙及同心度是影响发动机性能和安全的重要参数.组建了一套电容法测试系统,并成功用于发动机风扇转子叶尖间隙及同心度测量.通过分析测量数据,得到了发动机风扇转子叶尖间隙及同心度随转速和时间的变化规律.结果表明:慢车以下状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向下偏移;慢车以上状态时,转速升高,转子叶尖间隙减小,转子向上偏移;最大状态时,部分测点存在较大叶尖间隙,同心度均不为零.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2017(030)001【总页数】4页(P44-47)【关键词】航空发动机;转子;叶尖间隙;同心度;电容法;测试系统【作者】张龙;韩鹏卓;刘忠奎;周笑阳【作者单位】中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015;中国航发沈阳发动机研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】V231.3随着气动设计与试验方法的不断改进，航空发动机已发展到一个很高的技术水平，压气机和涡轮效率可分别达到86%、90%以上[1]。

要进一步提高压气机和涡轮效率，除注重气流参数选择外，还应提高发动机结构设计水平，在保证安全的前提下尽可能减小转子叶尖间隙及同心度。

国外在发动机转子叶尖间隙测试技术的应用，及如何减小转子叶尖间隙方面做了大量研究。

CFM国际公司在开始研制CFM56发动机时，就努力缩小转子的叶尖间隙及同心度而又使其摩擦最小[2]。

美国GE公司研制了一种小型不冷却测试装置，可在运转条件下测量高压涡轮转子叶尖间隙及同心度。

目前，美、欧主要发动机公司已逐步将叶尖间隙传感器作为发动机的一部分，以便给叶尖间隙主动控制提供更经济、便捷、准确的数值基础[3]。

国内在转子叶尖间隙及同心度对发动机性能影响计算方面的研究十分广泛[4-8]，但转子叶尖间隙测试技术的应用方面研究却很少[9-11]。

1.叶尖片削控制参数根据压气机转子叶片的结构特点以及工作原理，叶尖片削由吸力面叶型轮廓线向压力面或者压力面向吸力面偏置一定距离形成。

叶尖片削控制参数主要由剩余叶尖厚2.强度振动计算模型本文选取某型压气机第1级转子为计算模型。

第1级叶片盘材料为常用钛合金，材料性能数据如表2所示。

采用商业有限元计算软件Workbench 对表1中的5种叶尖收稿日期：2022-10-25作者简介：朱银方（1984—），男，湖北十堰人，硕士研究生，高级工程师，研究方向：航空发动机压气机设计。

叶尖片削对压气机转子强度振动影响研究朱银方 劳贤豪 黎 琨（中国航发湖南动力机械研究所，中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室，湖南株洲 412002）摘 要：统计结果显示，振动问题在航空发动机的故障中占比很高，而压气机转子叶片振动故障，在发动机使用过程中时有发生，且危害性较大。

因此，在设计过程中应采取有效措施避免振动问题，提升航空发动机质量，提高航空发动机寿命。

在压气机结构设计中，常通过改变叶型来调整频率裕度，需要在性能分析与强度振动计算之间来回迭代，费时费力。

基于上述情况，本文提出了一种调整叶片频率的方法——叶尖片削，即在转子叶尖切去部分叶型，可以实现快速调频。

以某型压气机第1级叶片盘为例，分析了不同尺叶尖片削图1 CFM56压气机转子叶尖片削示意图叶尖片削图2 LEAP-1B压气机转子叶尖片削示意图系，循环对称面施加循环对称约束。

3.强度振动计算3.1振动计算对第1级叶片盘叶片进行了振动特性计算，结果如表3所示，本文计算主要考虑了叶片气动载荷、离心载荷和温度载荷。

第1～6次叶片频率随着叶尖片削深度变化规律如图4所示，结构1、2的共振频率裕度如表4和表5所示，可以看出：（1）随着叶尖片削深度的增加，叶片各阶次频率均不图3 压气机转子叶尖片削控制参数图4 叶片频率随参数b的变化规律结构1312.51298.9 1.5850.423结构2314.32299.8 1.5520.42结构3328.93296.4 1.5230.418结构4322.47294.9 1.4980.416结构5312.14293.3 1.4810.416图7 某型压气机流量压比特性图8 某型压气机流量效率特性5.结论本文以某型压气机为例，从振动、强度以及压气机性能等方面，分析了叶尖片削参数影响变化规律，可以看出：（1）转子叶尖片削对叶根最大当量应力、盘心最大当量应力以及叶尖变形影响较小；（2）转子叶尖片削对叶片振动特性有较大的影响。

浅析航空发动机叶片振动的影响摘要航空发动机因为其工作环境的特殊性，对于叶片有着较高的要求。

在文中则主要是针对航空发动机叶片振动及频率测量展开分析，以期可以为航空发动机的设计提供借鉴。

关键词航空发动机；叶片；振动航空发动机是一项追求极限的系统工程，涉及材料、力学、热学等物理方面的理论。

随着现代发动机技术突飞猛进的发展，作为发动机核心部件的压气机压比被设计的越来越高，为了满足发动机整体的大推重比要求，对压气机的效率的要求也越来越高。

压气机工况极其复杂，复杂的工况主要对压气机叶片性能产生消极影响。

压气机转子叶片需要在高负荷、高转速、高振动的环境下工作。

复杂的工作环境造成压气机叶片疲劳失效故障的原因多样化，这一直是世界航空发动机研究者重点研究的方向。

通过对航空发动机压气机叶片失效的分析表明，导致压气机叶片失效的因素很多，颤振引起的失效是叶片故障的主要因素。

航空发动机颤振的机理以及错频装配技术已经获得了广泛深入的研究。

但面对复杂的错频装配工艺技术约束条件，航空发动机主机装配单位的叶片排频装配技术还很薄弱，尤其是面对批产机型的压气机装配，传统的依靠人力装配已经显得效率过于低下压气机转子叶片的装配已经成为整机装配的重要影响因素，所以全新依托于计算机技术手段并应用于装配生的压气机叶片排频技术研究意义更显重大。

1 叶片排频技术应用意义叶片排频技术通过对待装配叶片按照每个叶片的固有频率和质量，遵循装配工艺技术条件进行装配，达到叶片在频率上实现错频，在质量矩上达到平衡，防止发动机产生颤振的方法研究。

我国某型涡喷发动机通过对压气机转子装配工艺进行叶片排频技术改进，在长时间使用过程中，减少了发动机颤振的发生。

航空发动机领域的学者得出结论，航空发动机转子叶片按照频率差和静质量矩进行优化排序对于减小叶片装配造成的不平衡量以及防止发动机颤振具有积极的意义。

目前国内的叶片排频技术主要是基于单纯的计算机算法进行研究，比如：组合优化方法、一般遗传算法、混合遗传算法等。

浙江理工大学本科毕业设计（论文）开题报告NASA转子37定常流场数值模拟张颖艳机械设计制造及其自动化06（2）班B063601041选题的背景与意义压气机的叶顶存在着叶顶间隙。

间隙内的流动非常复杂，它作为叶片顶部区域的主要流动现象，对压气机的系统性能和稳定性具有显著的影响。

因此，对它的研究一直是叶轮机械气动研究领域的热点问题之一。

1.1背景与意义叶轮机械的气动性能和效率取决于通流部分的能量损失。

叶顶间隙流作为叶片顶部区域的主要流动现象，它和压气机的性能和稳定性密切相关。

压气机内部流场存在任何一点压力，密度，速度都不随时间变化的定常流动和任何一点压力，密度，速度有一个随时间变化的非定常流动（也叫时变流动）。

叶轮机械内部流场的研究，其目的是采取有效的措施，减小叶栅的气动损失，改善叶轮的力学性能，从而推动叶轮机械的发展[1]。

面对理论和实验方法的困难，数值模拟方法成为较为完整地提供流场信息的主要研究途径。

数值模拟是以电子计算机为手段，通过模型建立，条件设定和图像显示的方法，将现实问题转化为虚拟模型的现代研究手段。

目前，研究人员普遍运用CFD软件对压气机内部流场进行数值模拟分析。

通过数值分析能更真实地反映实验难以确定的流场特性，变工况特性等因素造成的影响。

所以，先进的高性能叶轮机械设计对流场数值模拟的依赖性也越来越大。

1.2国内外研究现状和发展趋势叶顶间隙流作为叶片顶部区域的主要流动现象，它和压气机的性能和稳定性密切相关。

自20世纪50年代以来，压气机叶顶间隙流的研究一直都备受叶轮机械气动研究领域的关注。

1.2.1国内研究现状对于压气机叶顶间隙流的研究，早些时候就有很多人研究。

而近几年，由于信息技术和计算手段的不断发展，国内越来越多的研究人员参与到该领域的研究中，取得的成果备受关注。

在叶顶间隙对压气机性能方面的研究，刘长胜，刘瑞涛，秦国良，孙玉山等人对两个不同的半开始离心压气机叶轮进行不同间隙下的三维粘性流场分析。

【实用帖】叶片不平衡导致机组振动？这样检测与纠正！风电机组叶片不平衡主要包括质量不平衡和气动不平衡两方面，无论是哪种不平衡都会给机组带来摆幅很大的振动，危害其寿命和安全。

如发现风电机组振动过大，应及时查找振动起因，采取专业的设备，准确测量，采用科学的方法及时纠正，以消除机组振动，保证其可靠运行。

叶片不平衡危害一、振动过大在实际运行中叶片不平衡往往会造成风电机组振动过大，包括机舱沿风向振动、机舱横向振动、机舱扭转方向振动等。

振动会造成明显的齿轮箱前后窜动、机舱左右强烈摇晃、偏航制动位置窜动，严重的会在偏航处发出强烈的噪音，损坏机舱内部件。

通过仿真对比正常运行的和单支叶片质量不平衡的风电机组，可以看出塔顶机舱振动加速度幅值明显加大。

从图1可以看出，风电机组正常运行（三支叶片平衡）时，塔顶机舱前后振动方向振动加速度和机舱横向振动加速度振动幅值不超过0.3m/s2；将单支叶片附加一定重量，塔顶机舱前后振动方向振动加速度和机舱横向振动加速度振动幅值均明显超标，而机舱横向摆幅更大，幅值超过1.5m/s2。

图1 叶片质量不平衡引起机舱振动时域图二、载荷过大风电机组叶片不平衡运行必然造成载荷增大，超过标准设计值。

叶片不平衡导致传动链扭矩不平衡，将影响齿轮箱与轴承的寿命和强度。

不平衡带来的塔顶振动，影响塔筒的安全性。

叶片不平衡对叶片本身强度也有很大影响。

不平衡的问题严重或长期不处理，会影响风电机组可靠性，降低风电机组寿命。

通过仿真对比正常运行的和单支叶片质量不平衡的风电机组，可以得到风电机组各个部位的载荷普遍增大，比如偏航位置的倾覆力矩和偏航旋转力矩成倍增加。

图2 叶片质量不平衡对偏航处载荷影响在图2中，风电机组在恒定风速正常运行时，偏航中心风电机组的倾覆力矩稳定维持在800kNm左右，偏航旋转扭矩在—400kNm左右；一支叶片质量不平衡后，风电机组在恒定风速下，倾覆力矩波动很大，极限载荷也明显增加，偏航旋转的扭矩也大范围波动，对偏航减速器、偏航制动带来较大的交变载荷冲击。

转子对高压涡轮叶尖间隙变化规律的影响贾丙辉;张小栋;任新宇【摘要】基于涡轮叶尖间隙主动控制的需要,初步分析了涡轮叶尖间隙的变化机理,建立了机匣、叶片和转子的简化模型.在此基础上,分别仿真计算转速变化和发动机起动过程瞬态温度下转子的径向变化,讨论了转子在飞行器机动飞行情况下的振动幅值对叶尖间隙的影响.结果表明,转子振动幅值和径向位移对叶尖间隙变化有重要作用.%Based on the preliminary analysis of the change mechanism of the turbine blade tip clearance, the simplified model of blade, rotor and casing is established. The radial changes of rotor that bring by rotate speed and engine start transient state temperature is simulated. And the effect of rotor vibration amplitude of aero-craft in-flight maneuver state is discussed. The results show that vibration amplitude and radial displacement of rotor have a great effect on the turbine tip clearance.【期刊名称】《振动、测试与诊断》【年(卷),期】2012(032)003【总页数】5页(P488-492)【关键词】叶尖间隙;高压涡轮;仿真分析;转子振动【作者】贾丙辉;张小栋;任新宇【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060;西北工业大学动力与能源学院,西安,710072;深圳市传感器重点实验室,深圳,518060【正文语种】中文【中图分类】V231.9;TH113引言近年来,现代飞机对高机动性能的要求不断提高,为了提高发动机的性能,就要尽可能地减小叶尖间隙,解决其对叶尖间隙的动态精密测量和在线监测的相关问题。

航空发动机叶尖间隙测量研究 0708301 邓起春 070830115 研究背景及意义随着现代飞机对高机动性飞行要求的不断提高,对航空发动机的要求也相应地提高。

为提高航空发动机的性能,人们努力挖掘提高发动机效率的潜力。

潜力之一是使转子叶尖与机匣之间的径向间隙尽可能小,以减少工作介质泄漏而造成的损失。

众所周知,叶尖间隙过大会降低发动机的性能,然而间隙过小,将产生叶尖与机匣碰磨,影响发动机的安全,这是两个对立的要求。

如何设计控制间隙使其最为合适,对提高发动机性能、保证飞行安全非常重要。

而合理地设计间隙,或进行主动间隙控制,关键在于搞清间隙的实际变化情况,掌握它的变化规律。

因此,对间隙进行实测,给出间隙随不同转速及状态的变化规律,验证理论计算的合理性,在发动机研制过程中对优化设计、保证试车试验安全,具有实际的工程应用价值。

航空发动机在工作时,由于各部件承受的温度和受力变形情况不同,转、静子间的运动是很复杂的。

不同部位的零件在径向、轴向的位移大小和方向存在很大的差异,这种差异还随发动机不同而改变,如果此值选取不当,则可能造成径向间隙过大或过小。

综合分析表明, 风扇、压气机和涡轮的叶尖与机匣之间都存在着一“最佳”间隙, 过大的间隙会使叶尖泄露增大, 造成发动机效率降低, 过小的间隙将会引发叶片与机匣的磨擦振动等结构问题, 影响发动机的安全运转。

由于发动机转子叶尖间隙变化的影响因素是多方面的, 相当复杂, 目前单靠计算分析是很难确定的, 必须在试验中对间隙进行实时测量,找出最佳”间隙, 为“改进设计提供依据。

径向间隙过大会使效率降低,涡轮前温度增高。

据资料介绍,叶尖间隙每增加叶片长度的1 % ,效率约降低1. 5 % ,耗油率约增加3 %。

耗油率增加1 % ,可使全寿命费用增加0. 7 %。

间隙过大,也将使增压比下降,喘振裕度降低但同时间隙又不能过小,间隙过小将可能产生碰磨,导致零部件损坏,影响发动机的安全。

收稿日期：2021-08-21基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：魏崃（1989），男，硕士，工程师。

引用格式：魏崃，尹松，郭海宁，等.转子叶尖间隙对高负荷压气机性能影响的数值计算和试验验证[J].航空发动机，2023，49（6）：14-18.WEI Lai ，YIN Song ，GUO Haining ，et al.Numerical calculation and experimental verification of rotor-tip-clearance effects on high-load compressor performance [J].Aeroengine ，2023，49（6）：14-18.航空发动机Aeroengine转子叶尖间隙对高负荷压气机性能影响的数值计算和试验验证魏崃，尹松，郭海宁，高山（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为了研究高负荷压气机转子叶尖间隙对压气机性能的影响，采用数值模拟软件NUMECA 对某4级压气机和其中的1个典型级进行了不同间隙的计算。

计算结果表明：当间隙超过叶高的0.52%后，叶尖流场出现堵塞，喘点压比衰减速度开始加剧，直至5.24%性能衰减速度逐渐减弱；在多级环境中，4级压气机间隙增大叶高的0.5%，喘点压比降低了约0.6%～4.3%，间隙增大的叶排作功能力降低是压气机喘点总压比降低的主要原因，其中前2级间隙增大对总性能影响较大。

同时，通过4级压气机试验验证了间隙对性能的影响，验证结果表明：间隙增大叶高的0.78%后，4级压气机喘点压比和峰值效率分别降低了1.4%和0.4%，在65%～88%叶高时的压比和效率的性能衰减较为明显。

关键词：转子叶尖间隙；高负荷压气机；泄漏流；数值计算；试验验证；航空发动机中图分类号：V231.3文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.06.003Numerical Calculation and Experimental Verification of Rotor-tip-clearance Effectson High-Load Compressor PerformanceWEI Lai ，YIN Song ，GUO Hai-ning ，GAO Shan（AECC Shenyang Engine Research Institute ，Shenyang 110015，China ）Abstract ：In order to analyze the effect of rotor-tip-clearance on the performance of high-load compressors,simulations of a four-stage compressors and one typical stage with different clearance were calculated by NUMECA.The calculation results show that when clear⁃ance exceeds 0.52%span,tip flow blockage emerges,and the attenuation rate of the surge-point pressure ratio begins to intensify until the tip clearance reaches 5.24%span,the performance attenuation rate gradually weakens;In the multi-stage environment,with a 0.5%span tip clearance increase,the total pressure ratio reduces about 0.6%to 4.3%.The working capacity decrease of the blade row with increased clearance is the main reason for the decrease of the surge-point total pressure ratio,with the clearance increases of the first two stages hav⁃ing more significant impact on the overall performance.Meanwhile,the influence of the clearance on performance was verified by the four-stage compressor experiments.The verification results show that if the clearance increases 0.78%span,the surge-point total pressure ratio and peak efficiency of the four-stage compressor are reduced by 1.4%，0.4%respectively,with the performance degradation of the pressure ratio and efficiency more significant at 65%to 88%spanwise position of the blade.Key words ：rotor-tip-clearance;high-load compressor;leakage flow;numerical calculation;experimental verification;aeroengine0引言叶尖泄漏流通过与主流、端壁附面层、叶尖激波等相互作用，对压气机性能有较大影响。